摘 要:针对导弹直接力/气动力复合控制问题,提出了一种基于自适应滑模控制(ASMC)与模糊逻辑的自动驾驶仪设计方法。该方法将整个导弹控
制系统分为气动力控制子系统(ACS)和直接力控制子系统(RCS)两部分。前者采用自适应滑模控制理论进行设计,利用其所具有的强鲁棒性优点,
克服了包括参数摄动与外界扰动在内的各类不确定性因素的影响。后者通过基于规则的模糊推理来确定不同条件下直接力作用的大小,以辅助提
高气动力子系统的性能。在控制系统结构确定的条件下,利用遗传算法(GA)对各参数进行优化,实现了两个子系统之间的协调工作。仿真结果表
明,所提出的控制方案对机动指令具有较好的跟踪效果,适用于直接力/气动力复合控制导弹的控制系统设计。
关键词:直接力/气动力复合控制;自适应滑模控制;模糊逻辑;遗传算法
常规的战术导弹主要通过控制气动舵来实现姿态和弹道的改变,这种方式存在响应速度有限以及在低动压条件下控制效率低等缺点,已越来
越无法满足现代战场的作战要求。为了提高导弹响应速度和过载能力,实现对高速高机动性目标的精确打击,现代导弹普遍采用了直接力/气动力
复合控制的方式。
国内外学者与工程设计人员对导弹直接力气动力复合控制系统的设计进行了大量的研究并取得了一定成果。文献[1]针对空空导弹在敏捷转弯条
件下的直接力/气动力复合控制问题,提出了一个定性的指令分配策略,在大迎角与小迎角情况下分别设计了控制律;文献[2]在此基础上采用反馈
控制和变结构控制进一步设计了复合控制律,并分析了控制器的鲁棒性;文献[3]提出了一种控制指令分配策略,并利用具有非线性动态滑模面的
二阶滑模设计方法对直接力/气动力复合控制系统进行了设计;文献[4]采用前馈加反馈的控制方式,实现了直接力与气动力的解耦控制,并采用系
数图表法来确定前馈与反馈控制器的参数文献[5]采用时间尺度分离的方法对装有反作用喷气控制装置的空空导弹姿态控制系统进行了设计采用
动态逆方法设计了一种复合控制器并利用信用度分配机制和模糊思想来提高小脑模型控制器(CMAC)神经网络的收敛性以补偿动态逆建模误差,解
决了导弹直接力/气动力复合系统参数严重不确定和多操纵机构的耦合问题。针对导弹直接力/气动力复合控制的特点,提出了一种基于自适应滑
模与模糊控制的自动驾驶仪设计方法。该方法首先将整个系统分为气动力控制与直接力控制两个子系统分别进行设计,然后在控制系统结构确定
的条件下,利用遗传算法(GA)对系统参数进行优化,以实现两个子系统的协调工作,最终达到直接力/气动力复合控制的目的。
1 直接力/气动力复合控制导弹模型描述假设直接力/气动力复合控制导弹为轴对称形式,采用正常式气动布局,直接力喷流装置位于导弹质心的
前端,具体结构如图1所示。
图中:坐标原点O位于导弹的质心上;x轴沿着导弹纵轴指向头部;y轴在导弹的纵向对称平面内,且垂直于x轴向上;z轴与x轴、y轴构成右手坐标系;
δa为气动舵偏角;fs为直接力大小;ls为直接力喷流口与质心之间的距离。
2 直接力/气动力复合控制系统设计直接力/气动力复合控制系统的结构见图2。
整个控制系统设计可分为气动力控制子系统和直接力控制子系统两部分。其中气动力控制子系统是基础,设计目的在于保证对迎角指令的精确跟
踪,且对系统参数摄动和外界干扰具有较强的鲁棒性,特别是克服由于直接力作用而产生的耦合影响。直接力控制子系统作为气动力控制子系统
的辅助,主要设计目的是在保证与气动力控制系统协调工作的前提下,改善控制系统的响应速度。同时,考虑到燃料的限制,直接力控制主要在气
动力不足与响应速度过慢等条件下使用,其余情况尽量使用气动舵控制,这一思想可以通过基于规则的模糊推理系统来实现。
2·1 气动力控制子系统设计
气动力控制子系统采用自适应滑模变结构控制方法[9]进行设计,目标是确定适当的气动舵控制规律δca,使控制系统式(3)跟踪某一期望的迎角
指令αd。定义迎角指令跟踪误差为e=α-αd,则问题可转换为设计气动舵控制规律δca使limt→∞e=0。
2·2 直接力控制子系统设计直接力喷流装置的数学模型[10]如图3所示。
图中:δs为喷管阀门开度,通过调节δs可改变直接力的大小,满开时δs=±1,关闭时δs=0;最大直接力大小为fsmax;喷流建立延迟时间为τ;Kp
是喷流放大因子,它与导弹飞行马赫数、飞行高度、迎角和气流扭角等因素有关;Ts为喷流开始到产生真实直接力之间的一阶等效时间常数。直
接力控制子系统采用模糊控制的思想进行设计。模糊推理系统的输入为迎角指令跟踪误差e及其变化率.e,输出为直接力喷流装置的阀门开度δs
。对于e,.e和δs均定义7个模糊集合:NB(负大)、NM(负中)、NS(负小)、ZE(零)、PS(正小)、PM(正中)和PB(正大)。模糊集合均采用三角型隶属
度函数,如图4所示。
由直接力/气动力复合控制导弹结构(图1)可知,喷流装置位于导弹质心前端。根据坐标定义可知,正向的喷流对弹体将产生正的力矩作用进而产
生正的迎角,即:+δs→+M→+α
迎角指令跟踪误差的定义为e=α-αd,其反映的是控制精度,而变化率.e反映了指令跟踪的动态特性。当e.e>0时,跟踪误差有变大的趋势此
时应引入较大的直接力以抑制这种趋势;而当e.e<0时,跟踪误差有收敛的趋势,此时直接力的作用应较小或不作用。
此外,考虑到直接力喷流装置的燃料有效,这就要求直接力控制系统能够根据具体情况,合理选取喷管阀门开度,以达到在燃料消耗较小的条件下
获得适当大小直接力的目的。综合考虑以上问题,将语言信息转化为模糊规则,可得表1。
由此,便得到了基于模糊逻辑的直接力控制子系统。但是,以上设计还主要是基于定性的分析,要达到较为满意的控制效果,还需要对模糊推理系
统的隶属度函数以及气动控制子系统相关参数进行优化,从而达到使直接力与气动力协调工作,并改善控制系统的响应速度的目的。2·3节将对
复合控制系统的优化设计问题进行讨论。
2·3 复合控制系统参数优化
遗传算法是一种新型全局搜索算法,它可以高效率地发现全局最优解或接近最优解,避免陷入局部最优,而且对问题的初始条件要求较少。本文将
利用该算法对直接力/气动力复合控制系统进行优化设计,以实现直接力与气动力的协调工作。具体步骤如下:
(1)待寻优参数的编码
在对直接力/气动力复合控制系统进行优化设计时,待寻优的参数包括气动力控制子系统中的c0,k,γ以及直接力控制子系统中模糊推理系统隶属
度函数的参数等。模糊推理系统采用三角型隶属度函数,用a,b,c分别表示三角型的顶点和左右边界。为了简化问题,隶属度函数采用对称的形式
。将各寻优参数用无符号的二进制数表示,然后将所有二进制数串连成一个字符串,从而完成编码工作。
(2)适应度函数的设计
基于跟踪误差与能量消耗最小的原则,定义直接力/气动力复合控制系统的代价函数为(3)初始化设置总遗传优化代数和种群大小,并完成初始种
群的随机产生。
(4)遗传操作
计算适应度函数值,进行复制、交叉和变异等遗传操作。
步骤(4)随着代数的增加重复进行,直至达到某一性能要求或遗传代数大于所设置的总优化代数。
3 仿真结果与分析
通过数字仿真对所设计的直接力/气动力复合控制系统对机动指令的跟踪性能进行分析。以文献[2]提供的导弹气动数据为例,气动舵时间常数取
Ta=0·2 s,直接力控制子系统中,喷流建立延迟时间取τ=0·015 s,直接力时间常数取Ts=0·02 s,喷流放大因子取Kp=1。利用遗传算法经过50
代的优化后得到复合控制系统的相关参数。
通过仿真结果可知,所设计的基于自适应滑模与模糊控制的直接力/气动力复合控制系统对迎角指令具有较好的跟踪性能。直接力控制的引入,有
效地补偿了纯气动舵控制中存在的响应滞后,极大提高了导弹的响应速度。
4 结 论
针对导弹直接力/气动力复合控制问题,提出了一种基于自适应滑模与模糊控制的自动驾驶仪设计方法。气动力控制子系统采用自适应滑模控制
理论进行设计。直接力控制子系统通过基于规则的模糊推理确定其作用力的大小。利用遗传算法对系统参数进行优化,实现了直接力与气动力的
协调工作。仿真结果表明,所提出的控制方案对机动指令具有较好的跟踪效果,适用于直接力/气动力复合控制导弹的控制系统设计。
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